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公开(公告)号：CN114756974B
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210659702.5
申请日：2022-06-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑物面法向信息的壁面距离计算方法，涉及壁面距离快速预测技术领域，包括：步骤1：生成结构化物理空间网格；步骤2：分别建立大盒子、中盒子和小盒子，并将所有物面网格单元信息存入大盒子、中盒子和小盒子中；步骤3：基于大盒子、中盒子和小盒子中存储的物面网格单元信息，针对结构化物理空间网格中任意一个网格单元p，计算得到网格单元p与物面网格中所有网格单元的最小距离；步骤4：重复执行步骤3直至得到结构化物理空间网格中的每个网格单元与物面网格中所有网格单元的最小距离；本方法能够减少壁面距离计算的计算量，提高壁面距离计算的计算效率。
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公开(公告)号：CN114756974A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210659702.5
申请日：2022-06-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑物面法向信息的壁面距离计算方法，涉及壁面距离快速预测技术领域，包括：步骤1：生成结构化物理空间网格；步骤2：分别建立大盒子、中盒子和小盒子，并将所有物面网格单元信息存入大盒子、中盒子和小盒子中；步骤3：基于大盒子、中盒子和小盒子中存储的物面网格单元信息，针对结构化物理空间网格中任意一个网格单元p，计算得到网格单元p与物面网格中所有网格单元的最小距离；步骤4：重复执行步骤3直至得到结构化物理空间网格中的每个网格单元与物面网格中所有网格单元的最小距离；本方法能够减少壁面距离计算的计算量，提高壁面距离计算的计算效率。
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公开(公告)号：CN110489709B
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN201910705306.X
申请日：2019-08-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F17/11
Abstract: 本发明公开了一种基于可压缩流动的解析壁面函数的数值模拟方法，包括：根据可压缩流动特点建立Navier‑Stockes方程，并进行简化，然后解析得到全湍流区速度方程、粘性底层速度方程、全湍流区温度方程和粘性底层温度方程，并进一步定义应力方程和热流方程；给定粘性底层温度Tv的初值，并根据Tv计算得到应力和热流；利用计算得到的应力和热流更新应力项和热流项；再通过计算湍动能生成项和湍动能耗散项的平均量更新湍动能方程中的生成项和耗散项的值；最后利用粘性底层温度方程重新计算Tv，在下个时间步循环中重复进行更新。本发明基于可压缩流动特点，特别适合于高超声速流动，可以更加准确的预测壁面热流。
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公开(公告)号：CN114444214B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210359128.1
申请日：2022-04-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于舵面效率的飞行器控制方法，涉及飞行器控制领域，包括：生成飞行器的第一物理空间网格；基于第一流场和第一物理空间网格进行计算获得第一力矩系数；调整操纵面的舵偏角，生成飞行器的第二物理空间网格；基于第二流场和第二物理空间网格进行计算获得第二力矩系数；基于第一力矩系数、第二力矩系数和舵偏角的变化量计算获得操纵面的舵面效率；重复执行上述步骤获得多个不同舵偏角下的操纵面的舵面效率；改变所述初始参数的数值，重复上述步骤直至获得多个不同初始参数条件下的舵面效率；飞行器控制系统基于舵面效率对飞行器的姿态进行实时控制；本发明能够降低计算代价，更加高效的实现飞行器的控制。
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公开(公告)号：CN114444216A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202210371469.0
申请日：2022-04-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了基于数值模拟的高空条件下飞行器姿态控制方法及系统，涉及飞行器控制领域，包括：获得飞行器外形信息以及与飞行器相关的N个计算状态，获得飞行器的物理空间网格；基于来流条件构建第一流场，基于第一流场和物理空间网格对计算状态1进行计算，得到对应的气动力系数或气动力矩系数；根据计算状态的排序依次对计算状态2至计算状态N进行计算得到对应的气动力系数或气动力矩系数，基于所有计算状态对应的气动力系数或气动力矩系数，获得相应飞行器高度和飞行马赫数下的飞行器气动力或气动力矩静导数；飞行器控制系统基于飞行器气动力或气动力矩静导数对飞行器姿态进行实时控制，本发明降低了飞行器姿态控制中数值模拟的计算代价。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114168796B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210125796.8
申请日：2022-02-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F16/90 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种建立飞行器高空气动力数据库的方法，涉及飞行器研究领域，包括：获得飞行器外形参数；设定状态参数，基于所述状态参数生成若干个虚拟飞行状态；基于所述飞行器外形参数，对每个所述虚拟飞行状态进行数值模拟计算，每个所述虚拟飞行状态对应获得相应的气动力数据；基于所有所述虚拟飞行状态对应的气动力数据获得飞行器高空气动力数据库；本发明采用广义最小残差进行宏观量预估，提高了隐式方法的计算效率，能够大幅降低高空气动力数据库的建设成本。
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公开(公告)号：CN114168796A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202210125796.8
申请日：2022-02-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F16/90 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种建立飞行器高空气动力数据库的方法，涉及飞行器研究领域，包括：获得飞行器外形参数；设定状态参数，基于所述状态参数生成若干个虚拟飞行状态；基于所述飞行器外形参数，对每个所述虚拟飞行状态进行数值模拟计算，每个所述虚拟飞行状态对应获得相应的气动力数据；基于所有所述虚拟飞行状态对应的气动力数据获得飞行器高空气动力数据库；本发明采用广义最小残差进行宏观量预估，提高了隐式方法的计算效率，能够大幅降低高空气动力数据库的建设成本。
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公开(公告)号：CN113867381A
公开(公告)日：2021-12-31
申请号：CN202111458722.8
申请日：2021-12-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种飞行器姿态控制方法，涉及飞行器气动力特性预测领域，本方法采用了全流域适用的统一气体动理学方法对飞行器绕流流场进行数值模拟，得到相对于Euler无粘解的粘性干扰量，建立了全流域适用的粘性干扰模型，基于此模型，能够快速、准确预测飞行器全流域气动力和力矩特性，基于飞行器全流域气动力和力矩特性利用控制系统对飞行器的姿态进行控制。
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公开(公告)号：CN113158338A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110393481.7
申请日：2021-04-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于粗网格快速湍流壁面函数气动力预测方法，包括以下步骤：S1，建立飞行器的壁面网格模型，获取壁面网格内的飞行器的壁面剪切应力的初始值；S2，获取壁面网格内的飞行器的摩擦速度；S3，计算壁面网格内的无量纲壁面距离；S4，计算壁面网格内的摩擦速度；S5，计算残差；S6，判断摩擦速度是否收敛；S7，计算壁面网格内的湍流粘性系数；S8，更新壁面网格内的虚拟点湍流粘性系数。本发明解决了现有技术存在的在工程复杂湍流流动模拟时壁面附近网格骤增导致的计算收敛速度变慢、占用计算机内部资源多、具有严重的数值刚性问题等不足。
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公开(公告)号：CN107444669A
公开(公告)日：2017-12-08
申请号：CN201710638514.3
申请日：2017-07-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明公开了一种下反式高超声速飞行器气动布局设计方法，包括如下步骤：给定约束条件：长度L，宽度W，底部截面装填内径φ，头部半径Rh，头部球面切角θ，翼前缘半径Rw；步骤一、确定飞行器的上下表面轮廓线；步骤二、确定飞行器的左右宽度轮廓线；步骤三、确定下反截面曲线；步骤四、生成B点之前的椭圆截面；步骤五、生成B点到C点之间的组合截面，得到飞行器外形。本发明方法可以实现不同下反角和尺寸约束条件下外形的快速生成，并且该方法生成的外形可以完全参数化，下反式背风面既保证了升力面积足够大，同时又抑制了迎风面高压气流的向上溢出，减少了升力损失，能够提升气动效率，可以为新型高超声速飞行器设计提供一种新的可选布局方法和方案。
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